Козубская Т.К. «Тематический выпуск "Вычислительный эксперимент в аэроакустике"» Математическое моделирование, 31, № 10, с. 3-6 (2019)

В представленных работах рассматриваются как обеспечивающие эксперимент математические модели, численные методы и программные комплексы, так и полученные с его помощью результаты решения широкого круга прикладных задач, связанных с моделированием нестационарных турбулентных течений и генерируемых ими акустических полей.

Суворов А.С., Кальясов П.С., Коротин П.И., Соков Е.М., Артельный В.В. «Прогноз шумоизлучения от неоднородностей обтекаемой поверхности» Труды Крыловского государственного научного центра (ранее: Труды ЦНИИ им. акад. А.Н. Крылова), № 3, с. 150-156 (2019)

Объект и цель научной работы. Численное прогнозирование характеристик гидродинамического шума, возникающего при взаимодействии потока с неоднородностями обтекаемой поверхности. Материалы и методы. Задача решается с использованием гибридных методов численного моделирования турбулентности и прямого моделирования рассеяния псевдозвукового поля квадрупольных источников. Основные результаты. Выполнен анализ характеристик направленности и интенсивности шумоизлучения, предложена физическая интерпретация протекающих процессов, продемонстрирована автомодельность акустических характеристик для различных режимов течения. Заключение. Результаты работы могут быть использованы в акустическом проектировании малошумного гидравлического оборудования.

Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Косорыгин В.С., Семенов Н.В., Семенов А.Н., Смородский Б.В., Яцких А.А. «Влияние малых углов атаки на ламинарно-турбулентный переход на скользящем крыле при числе Маха М=2» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 12, № 3, с. 35-40 (2017)

Выполнены экспериментальные исследования по влиянию малых углов атаки на положение ламинарнотурбулентного перехода в пограничном слое на скользящем крыле при сверхзвуковых скоростях потока. В экспериментах использовались 3% симметричная модель скользящего крыла с чечевицеобразным профилем и углом скольжения кромок 45°. Положение перехода определялось с помощью термоанемометра. Измерены кривые нарастания, определены положения ламинарно-турбулентного перехода, получены амплитудно-частотные спектры? пульсаций в сверхзвуковом пограничном слое на модели скользящего крыла для некоторых значений угла атаки. В рамках линейной теории устойчивости проведены расчеты влияния малых углов атаки на развитие возмущений. Выполнено сравнение полученных в эксперименте чисел Рейнольдса перехода для различных величин угла атаки модели и расчетные зависимости, полученные для различных значений N-фактора. Результаты расчетов по линейной теории устойчивости находятся в хорошем качественном согласовании с данными экспериментов.

Ковалев М.А., Никитин А.Н. «К выбору аэродинамической компоновки дозвуковой крылатой ракеты» Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 18, № 3, с. 59-66 (2019)

Проводится сравнение двух аэродинамических компоновок дозвуковых крылатых ракет, отличающихся применением крыльев с прямой и обратной стреловидностью. Представлены результаты проведённых испытаний в аэродинамической трубе с применением автоматизированной системы измерений, характеризующие зависимости коэффициентов подъёмной силы и лобового сопротивления в достаточно широком диапазоне углов атаки. Это позволяет сопоставить величины аэродинамического качества исследуемых моделей крылатых ракет. На основании анализа результатов экспериментов с моделями и расчётов в условиях установившегося маловысотного горизонтального полёта выявлено, что выбранные для сравнения варианты компоновки крылатых ракет с крылом умеренной стреловидности имеют схожие аэродинамические характеристики. Обе компоновки обеспечивают режим полёта на заданной высоте и скорости в области наивыгоднейших углов атаки (максимального аэродинамического качества). При этом схема ракеты с крылом прямой стреловидности имеет лучшие аэродинамические характеристики по критерию максимального аэродинамического качества, а прирост подъёмной силы за счёт уменьшения потерь на балансировку для схемы с крылом обратной стреловидности лишь частично компенсирует различие аэродинамических характеристик рассматриваемых вариантов. Поэтому сделан вывод о предпочтительности выбора аэродинамической компоновки дозвуковой крылатой ракеты схемы с прямой стреловидностью.

Каприлевская В.С., Толкачев С.Н., Козлов В.В. «Исследование структуры течения за двумерной шероховатостью на скользящем крыле в области благоприятного градиента давления» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 12, № 3, с. 24-34 (2017)

Изложены результаты исследования процессов, возникающих при обтекании двумерной шероховатости, расположенной на передней кромке скользящего крыла. Получены картины распределения стационарного возмущения скорости пограничного слоя за двумерной шероховатостью в диапазоне высот от 0 до 1,04 мм в присутствии уединенного цилиндрического элемента шероховатости. Обнаружена мультипликация продольных структур, усиливающаяся при наложении акустического поля частотой 500 Гц.

Яцких А.А., Семенов А.Н., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д., Семенов Н.В. «Влияние параметров импульсного разряда на возмущения сверхзвукового пограничного слоя плоской пластины» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 12, № 3, с. 41-48 (2017)

Представлены результаты экспериментального исследования влияния параметров импульсного разряда на возбуждаемые им локализованные пульсации в сверхзвуковом пограничном слое плоской пластины. Эксперименты выполнены в сверхзвуковой малотурбулентной аэродинамической трубе Т-325 ИТПМ СО РАН при числе Маха М=2. Экспериментально установлено, что длительность разряда влияет на пространственные масштабы и амплитуду генерируемых возмущений. Исследована эволюция вниз по потоку локализованных возмущений различной амплитуды. Оценена скорость распространения контролируемых пульсаций в пограничном слое. Обнаружены линейный и нелинейный режимы развития локализованных возмущений.

Миронов Д.С., Лебига В.А., Мяу Дж.Дж., Пак А.Ю., Зиновьев В.Н. «Применение преобразования Гильберта–Хуанга для анализа пульсаций за прямым круговым цилиндром» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 12, № 3, с. 49-59 (2017)

Изучение механизмов формирования и эволюции пульсаций параметров потока, возникающих при обтекании каких-либо тел, является одной из основных задач экспериментальной газовой динамики. В подавляющем большинстве случаев такие пульсации имеют нестационарный характер. Для анализа экспериментальных данных желательно использование частотно-временных методов обработки, способных не только предоставить информацию о частотном составе сигнала в общем, но и отследить временное изменение амплитуды и частоты конкретного пульсационного процесса. Одним из таких методов является преобразование Гильберта–Хуанга. В работе представлены возможности данного метода на примере анализа пульсаций скорости в следе за цилиндром при докритических числах Рейнольдса.

Замураев В.П., Калинина А.П. «Двухмодовое одностороннее поверхностное воздействие на трансзвуковое обтекание симметричного крылового профиля» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 12, № 4, с. 34-39 (2017)

Численно исследуется влияние вынужденных колебаний элемента поверхности на одной из сторон крылового профиля на ударно-волновую структуру его трансзвукового обтекания. Рассмотрены двухмодовые колебания. Вклад в суммарную энергию отдельных гармоник варьировался. Показано появление дополнительной подъемной силы.

Лысенко В.И., Гапонов С.А., Зубков Н.Н., Смородский Б.В., Ермолаев Ю.Г., Косинов А.Д. «Влияние распределенного тангенциального вдува тяжелого газа в сверхзвуковой пограничный слой на его устойчивость» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 13, № 1, с. 25-32 (2018)

Проведены теоретико-экспериментальные исследования по влиянию распределенного тангенциального вдува тяжелого газа (элегаза SF₆) в пристеночный слой пограничного слоя на плоской пластине на его устойчивость к естественным возмущениям при числе Маха набегающего потока M=2. Впервые экспериментально показано, что при таком вдуве происходит стабилизация пограничного слоя в основном за счет уменьшения роста возмущений на более высоких частотах. При этом частота, соответствующая максимальным степеням нарастания возмущений, уменьшается.

Корнилов В.И. «Стационарный вдув/отсос воздуха в турбулентный пограничный слой симметричного крылового профиля» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 13, № 1, с. 33-44 (2018)

Экспериментально изучена эффективность стационарного вдува/отсоса воздуха в турбулентный пограничный слой крылового профиля NACA 0012 в несжимаемом потоке. Вдув/отсос осуществлялся через мелкоперфорированные секции, расположенные на смежных сторонах крыла и являющиеся частями его обтекаемой поверхности. Исследования выполнены при числе Рейнольдса Re_c=0,7·10⁶ в диапазоне углов атаки α=–6 – +6°. Полученные результаты явно указывают на неоднозначный характер совместного управляющего воздействия в виде вдува/отсоса на аэродинамические характеристики крыла. Максимальный выигрыш аэродинамического качества порядка 1,8 единицы достигается при нулевом угле атаки α. Увеличение α приводит к снижению эффективности данного способа воздействия на пограничный слой.

Зверков И.Д., Крюков А.В., Евтушок Г.Ю. «Методы определения ламинарно-турбулентного перехода в пограничном слое вариоформного секционного крыла» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 13, № 3, с. 34-46 (2018)

Поведена оценка возможностей исследования пограничного слоя на вариоформном крыле с помощью акустического датчика и датчика абсолютного давления. В качестве базовой модели использовалось крыло с жесткой волнистой поверхностью. В пограничном слое этой модели было сделано большое количество термоанемометрических измерений. В статье проводится сравнение профилей скорости и профилей пульсаций, полученных с помощью термоанемометра и с помощью акустического датчика и датчика давления. Показано, что с помощью акустического датчика и датчика давления можно качественно определить наличие либо отсутствие ламинарнотурбулентного перехода и локальной отрывной зоны (ЛОЗ). Однако количественно данные, полученные разными датчиками, могут различаться. Разница в положении максимума амплитуды пульсаций, полученная термоанемометром и микрофонным датчиком, различаются на 5–20% по хорде. Это зависит от наличия или отсутствия в области измерения локальной отрывной зоны. Продольная компонента средней скорости в пограничном слое в области отрывной зоны, полученная датчиком абсолютного давления, может отличаться от полученной методом термоанемометрии на 80%.

Гапонов С.А., Смородский Б.В. «Влияние сублимации материала поверхности на параметры сверхзвукового пограничного слоя» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 14, № 1, с. 25-39 (2019)

Проведено теоретическое исследование характеристик сверхзвукового пограничного слоя при числе Маха M=2 в условиях сублимации материала поверхности плоской пластины, обтекаемой потоком воздуха. В качестве сублимирующего вещества принят нафталин (C10H8). Расчетами установлено, что с повышением температуры поверхности увеличивается масса испарения нафталина. При этом суммарный тепловой поток к твердой стенке уменьшается, а ее температура понижается в сравнении со случаем обтекания пластины без сублимации. Превышение в несколько раз молекулярного веса нафталина над молекулярным весом воздуха и понижение температуры поверхности в результате испарения материала стенки приводят к повышению плотности бинарной смеси (воздух плюс пары сублимирующего вещества вблизи стенки), что может привести к повышению устойчивости сверхзвукового пограничного слоя и к затягиванию его перехода в турбулентное состояние.

Кочарин В.Л., Яцких А.А., Косинов А.Д., Ермолаев Ю.Г., Семёнов Н.В. «Экспериментальное исследование воздействия волны сжатия на течение в сверхзвуковом пограничном слое при числе Маха 2,5» Сибирский физический журнал (до 2017 г. Вестник Новосибирского государственного университета. Серия: Физика), 14, № 2, с. 46-55 (2019)

Проведены экспериментальные исследования воздействия слабой ударной волны от двумерной неровности, установленной на боковой стенке рабочей части аэродинамической трубы, на сверхзвуковой пограничный слой притупленной плоской пластины при числе Маха 2,5. Измерения выполнены термоанемометром постоянного сопротивления в области продольных вихрей, порождаемых слабой ударной волной при взаимодействии с течением в окрестности передней кромки модели. Проведен спектральный и статистический анализ измеренных возмущений в пограничном слое. Получены амплитудно-частотные спектры пульсаций массового расхода и статистические диаграммы измеренных возмущений в сверхзвуковой части пограничного слоя.

Широков И.А., Елизарова Т.Г. «Вычислительный эксперимент в задаче сверхзвукового обтекания затупленного тела с хвостовым расширением» Математическое моделирование, 31, № 10, с. 117-129 (2019)

Представлены результаты прямого численного моделирования сверхзвукового обтекания цилиндрической модели с хвостовым расширением. Показано сравнение полученных данных с результатами лабораторного эксперимента для чисел Маха 3 и 4 и углов атаки в 10 и 20 градусов. Результаты получены с применением квазигазодинамических уравнений.

Босняков С.М., Дубень А.П., Желтоводов А.А., Козубская Т.К., Матяш С.В., Михайлов С.В. «Численное моделирование сверхзвукового отрывного обтекания обратного наклонного уступа методами RANS и LES» Математическое моделирование, 31, № 11, с. 3-20 (2019)

Дано описание двух методов расчета обтекания сложных тестовых конфигураций. Один метод реализует хорошо известный подход к решению осредненных по Рейнольдсу уравнений Навье–Стокса (RANS) с замыкающей дифференциальной моделью турбулентности. Другой метод основан на вихреразрешающем подходе LES с пристеночным моделированием (WMLES). Рассмотрена классическая задача обтекания наклонного обратного уступа с образованием волн разрежения, интенсивных скачков уплотнения и зон отрывного течения. Проведено сопоставление расчетных и экспериментальных данных. Описана физическая картина реализующегося течения. Проведены оценки точности обоих подходов к решению поставленной задачи.

Марчевский И.К., Щеглов Г.А. «Процедура определения интенсивности вихревого слоя при моделировании обтекания тела пространственным потоком несжимаемой среды» Математическое моделирование, 31, № 11, с. 21-35 (2019)

Применительно к вихревым методам вычислительной гидродинамики разработана оригинальная процедура определения интенсивности вихревого слоя на поверхности тела, обтекаемого пространственным потоком несжимаемой среды. В отличие от распространенного в подобных методах подхода к удовлетворению граничного условия прилипания на обтекаемой поверхности, основанного на обеспечении равенства нулю нормальной компоненты скорости среды, предлагаемая процедура базируется на математически эквивалентном условии равенства нулю касательной составляющей скорости на поверхности. Искомая интенсивность вихревого слоя полагается кусочно-постоянной на треугольных панелях, аппроксимирующих поверхность обтекаемого тела. Возникающее интегральное уравнение аппроксимируется системой линейных алгебраических уравнений, размерность которой вдвое превышает число панелей. Коэффициенты матрицы системы выражены через двойные интегралы по панелям. Предложена методика вычисления данных интегралов для случая соседних панелей, когда указанные интегралы являются несобственными. Произведено аддитивное выделение особенности и получены аналитические выражения для интегралов от них. Гладкие части подынтегральных выражений интегрируются численно с использованием квадратурных формул Гаусса. Предложенная процедура позволяет существенно повысить точность определения интенсивности вихревого слоя при моделировании вихревыми методами обтекания тел сложной формы при использовании произвольных треугольных сеток на их поверхности, в том числе существенно неравномерных и имеющих сильно вытянутые ячейки.

Мануйлович С.В. «Управление поперечным течением в пограничном слое на скользящем крыле с помощью пристеночной объемной силы» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 1, с. 45-56 (2020)

В рамках системы уравнений Навье–Стокса рассмотрена задача об ослаблении поперечного течения в пограничном течении на скользящем крыле периодической по размаху пристеночной объемной силой, моделирующей воздействие системы плазменных актуаторов. Расчет произведен с помощью разложения искомых решений в ряд Фурье по продольной переменной и конечно-разностной аппроксимации второго порядка точности по вертикальной переменной. Показана роль градиента давления, индуцируемого действием управляющей объемной силы, на процесс формирования возмущенного течения.

Голубев А.Ю., Потокин Г.А. «Пульсации давления на поверхности трехмерных обтекаемых выступающих тел» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 1, с. 57-63 (2020)

Проведены экспериментальные исследования полей пристенных турбулентных пульсаций давления на поверхности трехмерных обтекаемых выступающих тел. Демонстрируется существенная неоднородность и трехмерность поля в измерительном пространстве. Представлена зависимость основных характеристик пульсаций давления от геометрических параметров, демонстрируется влияние толщины пограничного слоя.

Чувахов П.В. «Энтропийный эффект при ламинарно-турбулентном переходе сверхзвукового пограничного слоя в следе за изолированной неровностью» Известия РАН. Механика жидкости и газа, № 1, с. 64-75 (2020)

Экспериментально изучено влияние энтропийного слоя, порожденного малым притуплением передней кромки плоской пластины, на ламинарно-турбулентный переход сверхзвукового пограничного слоя в следе за изолированным элементом неровности (прямой цилиндр диаметром 1 и высотой 1 мм), расположенным на поверхности пластины; радиус притупления варьируется. Эксперименты выполнены при числе Маха 6 в диапазоне чисел Рейнольдса (0.46–2.33)·10⁶, рассчитанных по месту расположения неровности и параметрам набегающего потока. Впервые обнаружено реверсивное поведение турбулентных клиньев, индуцированных неровностью, с ростом величины притупления.

Шорстов В.А., Макаров В.Е. «Развитие зонного RANS-IDDES подхода к моделированию обтекания тел с целью снижения требований к вычислительным ресурсам при решении задач аэроакустики» Ученые записки Центрального аэрогидродинамического института им. проф. Н. Е. Жуковского (ЦАГИ), 50, № 6, с. 41-52 (2019)

На примере задач о развитом турбулентном течении в плоском канале и шуме задней кромки профиля NАСА 012, обтекаемого при нулевом угле атаки, протестированы несколько новых подходов. Рассмотрены закон стенки в неравновесной постановке для модели турбулентности Спаларта–Аллмараса (SА), используемой совместно с IDDЕS, а также модификация функции а (IDDЕS), направленная на улучшение результатов расчета в случае равномерного шага сетки по тангенциальным направлениям. Результаты расчетов показали, что на сетках с сильно отличающимися размерами пристеночных ячеек параметры пограничного слоя и спектры в дальнем поле с удовлетворительной для практических приложений точностью согласуются между собой и с имеющимися экспериментальными данными. Предложенная модификация функции а при выполнении условия равномерности по тангенциальным направлениям сетки позволяет значительно уменьшить ошибку расчета средней скорости в центре исследованного тестового канала. При этом регулярное смещение спектра шума в дальнем поле не превысило 2–3 дБ.

Кайнова А.В., Коротин П.И., Соков Е.М., Суворов А.С. «Валидация метода конечно-элементного моделирования акустического переизлучения тел, обтекаемых турбулентным потоком жидкости» Прикладная математика и механика, 83, № 3, с. 384-392 (2019)

Обобщается разработанный ранее метод конечно-элементного моделирования излучения шума, генерируемого неоднородностями тел, обтекаемых турбулентным потоком, для варианта призматической сеточной дискретизации сжимаемой жидкости. Выполнена валидация метода на основе известных аналитических решений задач прогнозирования шумоизлучения, возникающего при двумерном и трехмерном обтекании малых, по сравнению с длиной акустической волны, тел в форме цилиндра или сферы.

Бычков О.П., Фараносов Г.А. «Анализ взаимной связи модовой структуры пульсаций ближнего поля струи и шума взаимодействия струи и крыла» Акустический журнал, 66, № 1, с. 34-45 (2020)

На основе разработанной ранее аналитической модели шума взаимодействия струи и крыла выполнен анализ результатов измерений азимутальных мод пульсаций давления в ближнем поле свободной турбулентной струи и азимутальных мод шума, возникающего при взаимодействии струи с близко расположенной плоской пластиной, имитирующей крыло самолета. Продемонстрирована взаимосвязь характеристик ближнего гидродинамического и дальнего акустического поля пульсаций давления для системы “струя–пластина”. Предложен упрощенный метод сбора необходимой для модели информации.

Пахов В.В., Файзуллин К.В., Денисов С.Л. «Об измерении акустических характеристик модели несущего вертолетного винта в аэродинамической трубе» Акустический журнал, 66, № 1, с. 46-57 (2020)

Приведены результаты сравнительных экспериментальных и расчетных исследований акустических характеристик модели несущего винта вертолета, выполненных в модернизированной рабочей части аэродинамической трубы АДТ Т-1К. С целью идентификации и минимизации влияния паразитных отражений на исследуемые акустические характеристики при помощи метода последовательностей максимальной длины (метод М-последовательностей) в АДТ Т-1К был проведен анализ расположения микрофонов, показавший, что наибольший паразитный вклад в измеряемый сигнал обусловлен отражениями от створки АДТ Т-1К, расположенной за микрофонами. Сравнение экспериментально измеренных уровней шума при поднятой и опущенной створке подтвердило факт влияния створки на измеряемые акустические характеристики шума модельного винта. Сравнение экспериментальных данных с результатами численного моделирования позволило сделать вывод о принципиальной пригодности модернизированной аэродинамической трубы АДТ Т-1К для решения задач валидации численных методов расчета аэроакустических характеристик модельных несущих винтов.